進(jìn)場(chǎng)動(dòng)力補(bǔ)償器對(duì)自動(dòng)著艦系統(tǒng)的影響

董然, 原新, 張智, 張?chǎng)?/p>

(1.中國(guó)船舶工業(yè)系統(tǒng)工程研究院 航空系統(tǒng)研究所, 北京 100094;2.哈爾濱工程大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150001)

進(jìn)場(chǎng)動(dòng)力補(bǔ)償器對(duì)自動(dòng)著艦系統(tǒng)的影響

董然1, 原新2, 張智2, 張?chǎng)?

(1.中國(guó)船舶工業(yè)系統(tǒng)工程研究院 航空系統(tǒng)研究所, 北京 100094;2.哈爾濱工程大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 黑龍江 哈爾濱 150001)

針對(duì)保持迎角恒定的動(dòng)力補(bǔ)償器(APC)能否兼顧保持艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)空速的問題,結(jié)合H-dot指令自動(dòng)著艦系統(tǒng)(ACLS)的工作特點(diǎn),對(duì)艦載機(jī)自動(dòng)著艦過程中最常見的3種指令響應(yīng)情況進(jìn)行了理論分析。基于H-dot指令A(yù)CLS的控制器基本構(gòu)型,通過仿真研究了保持迎角恒定APC中各類指令信號(hào)對(duì)ACLS縱向控制性能的影響。仿真結(jié)果表明:不同APC指令信號(hào)對(duì)ACLS縱向控制的影響程度不同;只要穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)艦載機(jī)航跡角不變,保持迎角恒定的APC就能維持進(jìn)場(chǎng)艦載機(jī)的空速恒定。

迎角恒定; 空速恒定; 縱向控制

0 引言

艦載機(jī)著艦過程中,變幻莫測(cè)的艦尾大氣擾流和晃動(dòng)的甲板使精確控制飛行軌跡特別困難[1]。自動(dòng)著艦系統(tǒng)(Automatic Carrier Landing System, ACLS)能使艦載機(jī)在各種環(huán)境下自動(dòng)進(jìn)場(chǎng)并著艦,大大減輕了飛行員的操作負(fù)擔(dān),提高了著艦成功率。進(jìn)場(chǎng)動(dòng)力補(bǔ)償器(Approach Power Compensator, APC)是ACLS必不可少的機(jī)構(gòu),它能自動(dòng)操縱艦載機(jī)油門桿來控制發(fā)動(dòng)機(jī)推力,輔助改善艦載機(jī)長(zhǎng)周期運(yùn)動(dòng)特性[2]。事實(shí)上,無論飛行員選取何種著艦?zāi)Ｊ?APC都必須開啟。這是因?yàn)榕炤d機(jī)在著艦階段飛行速度低,發(fā)動(dòng)機(jī)工作在阻力曲線背面,航跡控制穩(wěn)定性差,容易引起失速。APC的接入能及時(shí)補(bǔ)充推力,使飛行員專注于控制飛行姿態(tài)和航跡,有利于提高著艦精度[3-6]。

應(yīng)用中的APC主要基于保持空速或迎角恒定兩種設(shè)計(jì)方案。本文主要研究具有迎角保持能力的APC對(duì)ACLS縱向控制的影響,如APC能否兼顧艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)空速的保持,以及各指令輸入在ACLS縱向控制中的作用。研究以某型艦載機(jī)的著艦運(yùn)動(dòng)模型為被控對(duì)象,并規(guī)定ACLS具有H-dot指令模式。

1 迎角保持APC的速度調(diào)節(jié)能力

通常所說的APC保持迎角或者空速恒定,是指艦載機(jī)糾正軌跡或者姿態(tài)偏差后達(dá)到穩(wěn)態(tài)時(shí),其迎角或空速在APC的作用下維持在標(biāo)稱值(配平值)。本文要討論的“保持迎角恒定APC的空速維持能力”基于以下前提條件:

(1)研究對(duì)象是經(jīng)過控制作用后又進(jìn)入穩(wěn)態(tài)飛行的進(jìn)場(chǎng)艦載機(jī),側(cè)重于分析ACLS的穩(wěn)態(tài)特性,而不考慮風(fēng)的持續(xù)作用。這是因?yàn)樵诖髿馕闪髯饔孟?進(jìn)場(chǎng)艦載機(jī)的空速和迎角都無法保持恒定[7]。

(2)ACLS具有H-dot指令模式,規(guī)定控制系統(tǒng)是穩(wěn)定的,并且在自動(dòng)駕駛儀的作用下已具備良好的姿態(tài)保持能力。

根據(jù)ACLS控制下的艦載機(jī)著艦運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn),重點(diǎn)討論3種最有代表性的情況。情況Ⅰ:無風(fēng),控制作用糾正了艦載機(jī)航跡偏差;情況Ⅱ:無風(fēng),艦載機(jī)改變航跡,且新航跡與原基準(zhǔn)航跡傾角不同;情況Ⅲ:有陣風(fēng),陣風(fēng)過后艦載機(jī)仍保持原基準(zhǔn)航跡飛行。其余情況可視為這3種情況的有機(jī)結(jié)合。

1.1H-dot指令A(yù)CLS的基本結(jié)構(gòu)

自動(dòng)駕駛儀采用艦載機(jī)垂直速度和垂直加速度作為基準(zhǔn)反饋信號(hào)(可分別通過反饋航跡角和法向過載來實(shí)現(xiàn)),因而通常被稱為“H-dot指令A(yù)CLS”[8]。

圖1 H-dot指令A(yù)CLS的縱向飛行控制律Fig.1 Longitudinal flight control law in H-dot ACLS

1.2 艦載機(jī)著艦縱向運(yùn)動(dòng)線性模型

不計(jì)大氣擾動(dòng)的影響,艦載機(jī)在著艦階段的縱向運(yùn)動(dòng)可用式(1)的小擾動(dòng)線性模型來描述,它是艦載機(jī)非線性運(yùn)動(dòng)方程在基準(zhǔn)狀態(tài)處線性化的結(jié)果[9]。該基準(zhǔn)狀態(tài)為:無任何外界干擾,艦載機(jī)保持配平迎角、勻速等角下降的穩(wěn)態(tài)飛行過程。

(1)

其中:

A=[A1A2]

式中：δc為鴨翼偏轉(zhuǎn)角；xv,yα,μq為艦載機(jī)縱向穩(wěn)定性和操縱導(dǎo)數(shù),其定義和計(jì)算方法見文獻(xiàn)[9]。

1.3APC速度保持能力分析

盡管早年有國(guó)外研究報(bào)告指出,保持迎角恒定的APC兼有空速保持能力[10-11],但有關(guān)該命題的論證尚不多見。文獻(xiàn)[12-13]以俯仰姿態(tài)指令A(yù)CLS為控制構(gòu)型,證明了保持迎角恒定APC使艦載機(jī)在完成高度糾偏后,空速也保持不變。本文根據(jù)H-dot指令A(yù)CLS的控制進(jìn)場(chǎng)過程,以前文給出的3種機(jī)動(dòng)情況來研究該命題。

(1) 情況Ⅰ。根據(jù)式(1),艦載機(jī)的空速擾動(dòng)滿足式(2),式(2)經(jīng)拉普拉斯變換后為式(3)(變換時(shí)省略符號(hào)“Δ”,即α(s),γ(s),δp(s),H(s)等均表示其對(duì)應(yīng)狀態(tài)擾動(dòng)量的拉普拉斯變換,下同)。

(2)

(3)

由于ACLS使艦載機(jī)回到基準(zhǔn)航跡(指令下滑道),且ACLS內(nèi)含保持迎角恒定的APC,根據(jù)拉氏變換終值定理,有式(4)成立:

(4)

考慮到通常情況下舵機(jī)的控制律中不含飛行速度反饋,且升降舵和油門桿之間一般不存在控制交聯(lián),從而影響升降舵偏角的狀態(tài)量,如高度偏差指令、艦載機(jī)俯仰姿態(tài)、俯仰角速率、過載、下沉率、航跡角等,當(dāng)艦載機(jī)回到基準(zhǔn)航跡進(jìn)入穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)均無擾動(dòng)。所以,艦載機(jī)升降舵的穩(wěn)態(tài)位置仍為基準(zhǔn)值;同理,油門的穩(wěn)態(tài)位置也基本不變;至于鴨翼,通常不作為艦載機(jī)著艦階段的控制機(jī)構(gòu)。因此有式(5)成立,進(jìn)而將拉氏變換終值定理用于式(3)后可得式(6),即艦載機(jī)空速的穩(wěn)態(tài)值為其基準(zhǔn)值。

(5)

(6)

(7)

對(duì)于艦載機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)角和油門開度,根據(jù)它們的常見控制規(guī)律,兩者的穩(wěn)態(tài)值相比其在原基準(zhǔn)狀態(tài)可能都有變化。因此,根據(jù)式(3),并結(jié)合拉氏變換終值定理,可通過式(8)計(jì)算艦載機(jī)變軌后的空速擾動(dòng),它是一個(gè)隨時(shí)間連續(xù)變化的函數(shù)。

(8)

(3)情況Ⅲ。參照情況Ⅰ的分析可知,艦載機(jī)抵御陣風(fēng)過后,升降舵偏角與油門開度均與陣風(fēng)作用前相同。對(duì)艦載機(jī)穩(wěn)態(tài)進(jìn)場(chǎng)飛行進(jìn)行受力分析,得到平衡方程,繼而得到艦載機(jī)迎角正切值為:

(9)

式中:P,L,D為艦載機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)合推力、氣動(dòng)升力和氣動(dòng)阻力;m為艦載機(jī)質(zhì)量;g為重力加速度;ρ為大氣密度;S為機(jī)翼面積;CL和CD分別為艦載機(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)。

考慮到升力系數(shù)和阻力系數(shù)主要受到升降舵偏角和迎角的影響,而艦載機(jī)質(zhì)量在進(jìn)場(chǎng)著艦階段可近視為常數(shù)[6],式(10)表明艦載機(jī)空速基本不變。

綜合以上3種情況得出結(jié)論:在H-dot指令A(yù)CLS的控制進(jìn)場(chǎng)過程中,采用保持迎角恒定的APC能否維持艦載機(jī)穩(wěn)態(tài)飛行時(shí)空速不變,主要取決于艦載機(jī)航跡角是否發(fā)生改變:若航跡角不變,則艦載機(jī)空速基本維持恒定;反之,空速的變化量與航跡角變化有關(guān),是關(guān)于時(shí)間的函數(shù)。

2 APC對(duì)縱向ACLS的影響

圖1所示H-dot指令A(yù)CLS中,具有迎角保持能力的APC的常見控制律結(jié)構(gòu)為式(10)[1,14];艦載機(jī)運(yùn)動(dòng)仍用式(1)來描述,模型具體參數(shù)見文獻(xiàn)[9]。

(10)

式中:δec為升降舵俯仰指令;KαP,Kq,Knz等均為APC中的控制增益。

APC俯仰角速率反饋對(duì)縱向ACLS階躍響應(yīng)的影響如圖2所示。可以看出：增益取校準(zhǔn)值時(shí),縱向ACLS具有最佳的綜合控制效果;增益降低使高度階躍響應(yīng)的超調(diào)量變大,艦載機(jī)達(dá)到俯仰穩(wěn)態(tài)的時(shí)間增加,而過快的俯仰角速率響應(yīng)會(huì)使其過渡過程具有尖銳的波峰,也對(duì)系統(tǒng)性能不利。參數(shù)偏離校準(zhǔn)值對(duì)迎角和空速的影響主要是降低了它們的長(zhǎng)周期響應(yīng)的阻尼,振蕩加劇但并未引起發(fā)散。

圖2 APC俯仰角速率反饋對(duì)縱向ACLS階躍響應(yīng)的影響Fig.2 Effect of APC pitch rate feedback on longitudinal ACLS step response

APC升降舵指令前饋增益對(duì)縱向ACLS的階躍響應(yīng)影響如圖3所示。顯然,舵面偏轉(zhuǎn)角對(duì)高度控制以及對(duì)保持迎角和空速影響很大。增大的舵指令增益使系統(tǒng)高度、迎角和空速的長(zhǎng)周期響應(yīng)的振蕩程度加劇,甚至發(fā)散;而當(dāng)該增益偏離校準(zhǔn)值減小時(shí),主要影響系統(tǒng)的短周期響應(yīng)特性,但不會(huì)使系統(tǒng)發(fā)散。此外,艦載機(jī)俯仰角速率響應(yīng)并未因變化的舵指令增益而發(fā)散,這是因?yàn)楦┭鼋撬俾史€(wěn)定性主要受自動(dòng)駕駛儀內(nèi)環(huán)的角速率反饋的影響[14]。

APC迎角反饋比例增益對(duì)縱向ACLS階躍響應(yīng)的影響如圖4所示。可以看出,當(dāng)該增益偏離校準(zhǔn)值變大時(shí),系統(tǒng)超調(diào)量和調(diào)節(jié)時(shí)間增加,進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后迎角擾動(dòng)為0,空速也基本維持在配平值附近;當(dāng)該增益相對(duì)校準(zhǔn)值減小時(shí),迎角響應(yīng)趨于發(fā)散,空速保持能力也逐漸惡化。此外,該增益對(duì)艦載機(jī)高度和俯仰角速率響應(yīng)的影響較小。

圖3 APC升降舵指令前饋對(duì)縱向ACLS階躍響應(yīng)的影響Fig.3 Effect of APC elevator feed forward command on longitudinal ACLS step response

圖4 APC迎角反饋比例增益對(duì)縱向 ACLS階躍響應(yīng)的影響 Fig.4 Effect of APC attack angle feedback proportion element on longitudinal ACLS step response

改變APC迎角信號(hào)反饋的積分增益后,系統(tǒng)的迎角保持能力與空速保持能力仍然正相關(guān),若無法穩(wěn)定迎角,則空速終將快速發(fā)散。相比APC中迎角反饋信號(hào)的比例環(huán)節(jié),積分環(huán)節(jié)的變化對(duì)于系統(tǒng)高度和俯仰角速率響應(yīng)的影響更小,此處不再贅述。

綜上所述:APC升降舵指令前饋和擾動(dòng)迎角反饋對(duì)縱向ACLS控制效果有顯著影響;調(diào)節(jié)APC各輸入的增益對(duì)艦載機(jī)俯仰角速率響應(yīng)的穩(wěn)定性影響不大;APC法向過載指令的反饋增益對(duì)系統(tǒng)影響最小,俯仰角速率反饋增益的變化主要影響艦載機(jī)高度響應(yīng)超調(diào)量以及迎角和空速響應(yīng)的阻尼,從而改變系統(tǒng)長(zhǎng)周期響應(yīng)特性。另外,如果改變ACLS的控制參數(shù)后APC仍能維持艦載機(jī)迎角恒定,則艦載機(jī)空速也終將回到配平值。這是因?yàn)?仿真中加入高度偏差指令雖然改變了艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)航跡,但并未改變指令航跡角,艦載機(jī)響應(yīng)指令達(dá)到穩(wěn)態(tài)后仍然處于原基準(zhǔn)飛行狀態(tài),仿真結(jié)果印證了1.3節(jié)對(duì)情況Ⅰ進(jìn)行分析得出的結(jié)論。

3 結(jié)論

本文研究了保持迎角恒定的APC對(duì)H-dot指令縱向ACLS的影響,并得出以下結(jié)論:

(1)只要艦載機(jī)穩(wěn)態(tài)進(jìn)場(chǎng)時(shí)的航跡角保持不變,APC也能維持艦載機(jī)空速不變；

(2)APC指令輸入的升降舵指令前饋和擾動(dòng)迎角反饋對(duì)H-dot指令A(yù)CLS縱向控制的影響最為顯著,而法向過載反饋的影響最弱。

[1] 楊一棟,余俊雅.艦載機(jī)著艦引導(dǎo)與控制[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2007:27-42,113-119.

[2] 李應(yīng)濤.艦載飛機(jī)的進(jìn)場(chǎng)動(dòng)力補(bǔ)償和自動(dòng)油門控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[D].成都:電子科技大學(xué),2007.

[3] 楊一棟.艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)著艦規(guī)范評(píng)估[M].北京:國(guó)防工業(yè)出版社,2006:13-28.

[4] Craig S J,Ringland R F,Ashkenas I L.An analysis of navy approach power compensator problems[J].Journal of Aircraft,1972,9(10):737-743.

[5] 鐘濤.帶有艦尾流的艦載機(jī)進(jìn)場(chǎng)動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)分析[J].中國(guó)艦船研究,2013,8(3):6-11.

[6] Durand T S,Wasicko R J.Factors influencing glide path control in carrier landing[J].Journal of Aircraft,1967,4(2):146-158.

[7] Brockhaus R,Alles W,Luckner R.Flugregelung[M].3rd ed.New York:Springer,2011:152-166.

[8] Hess R K,Urnes J M.Development of the F/A-18A automatic carrier landing system[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,1985,8(3):289-295.

[9] 夏桂華,董然,許江濤,等.考慮擾流的艦載機(jī)終端進(jìn)場(chǎng)線性模型[J].航空學(xué)報(bào),2016,37(3):970-983.

[10] Martorella P,Kelly C P,Nastasi R.Precision flight path control in carrier landing approach:a case for integrated system design [R].AIAA-81-1710,1981.

[11] Nstasi R,Martorella P,Huff R,et al.Carrier landing simulation results of flight path controllers in manual and automatic approach[R].AIAA-83-2073,1983.

[12] 張玉潔,楊一棟.保持飛行迎角恒定的動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)性能分析[J].飛行力學(xué),2006,24(4):30-33.

[13] 楊一棟,江駒.保持飛行迎角恒定的飛行/推力綜合控制[J].航空學(xué)報(bào),1996,17(4):460-464.

[14] 彭兢.艦載飛機(jī)進(jìn)艦著艦的自動(dòng)引導(dǎo)和控制研究[D].北京:北京航空航天大學(xué),2001.

(編輯：李怡)

Influence of approach power compensator on ACLS

DONG Ran1, YUAN Xin2, ZHANG Zhi2, ZHANG Wen2

(1.Aviation System Research Department, SERI, Beijing 100094, China;2.College of Automation, Harbin Engineering University, Harbin 150001, China)

For the problem of whether the APC which keeps the AOA constant can hold the airspeed or not, combine with the features of ACLS with a vertical rate reference (H-dot), three most common cases of command responding during autonomous carrier approach was analyzed. Moreover, using a general control architecture of H-dot ACLS, the APC which can hold AOA of a carrier-based aircraft, was examined to investigate the effects of all its command inputs on the longitudinal control performance of ACLS. Simulated results show that different command signals into the APC can affect longitudinal control of ACLS in different ways and to different degrees, and the APC with AOA keeping capability can maintain the airspeed as long as the track angle of the aircraft is constant in the steady-state approach fligh.

constant angle of attack; constant airspeed; longitudinal control

2016-05-29;

2016-10-13;

時(shí)間:2016-11-10 09:10

國(guó)家自然科學(xué)基金資助(61304060)

董然(1987-)，男，山東濟(jì)南人，工程師，博士，主要研究方向?yàn)榭刂评碚撆c控制工程； 原新(1974-)，女，遼寧海城人，副教授，博士，研究方向?yàn)闄C(jī)器感知與智能控制。

V271.4; V249.1

A

1002-0853(2017)01-0034-05